Russische Raketentechnologien

Interessant, im englischsprachigen Wiki stehen die gleichen Werte, aber seltsamerweise auch ein Gewicht von 68kg weniger. Welche Zahl stimmt denn nun, 480kg oder 548kg?

Das mit dem höchsten Isp für Kerosintriebwerke mag für ein RD-0124A (immerhin ein Hauptstromtriebwerk) ja stimmen. Von nicht unwesentlicher Bedeutung ist aber auch das Schub/Gewichtsverhältnis eines Triebwerks und da hat das Merlin 1D mit 150:1 (laut SpaceX sogar 155:1) von allen Kerosintriebwerken ordentlich die Nase vorn.

Angaben von Chrunischew und Kbkha:

RD-0124,   572 kg
RD-0124A, 548 kg


http://www.khrunichev.ru/main.php?id=305
http://vpk.name/print/i119039.html

@ Doc Hoschi

Das RD-0124A hat eine lange Vorgeschichte, für heute nicht ganz optimal. Ein Triebwerk mit nur einer Brennkammer wäre leichter als der angegebner. Ein Nachfolger mit nur einer Brennkamer ist aber vorgesehen.

Bei den Massenangaben muss man zwischen Trockenmasse und Beriebsmasse unterscheiden. Die 480 kg sind die Trockenmasse des RD-0124A, die 548 kg anscheinend die Betriebsmasse.
Russische Triebwerke sind anders aufgebaut als westliche Triebwerke, sie sind autonomer und benötigen weniger Unterstützung in Form von Betriebsstoffen (Spülmedien, hydraulische Fluide für die Ventilsteuerung usw.) von der Stufe, da diese im Triebwerk vorhanden sind. Diese zählen dann auch zusätzlich zur Triebwerksmasse.
Daher ist ein Vergleich mit Merlin 1D nicht so einfach, da müsste man zumindest eher die beiden Trockenmassen vergleichen (und dann beim russischen Triebwerk immer noch die Massen für Zusatztanks rausnehmen)

Für RD-0124 bzw RD-0124A wird ein Isp von 359 s angegeben. Die LOX-Methan Version des 4-Kammer Triebwerks ist das RD-0143A, dafür wurde ein Isp von 370-372 s angegeben [KBKhA, 2001], aber mit einer höheren Trockenmasse von 530-540 kg.

Ein höherer Isp von 385 s ist vieleicht möglich, aber nicht mit einer direkten Variante des RD-0124A. Mit längerer Düse würde auch der Isp für LOX-Kerosin steigen. Aus meiner Sicht ist die Verbesserung nur durch Wechsel des Brennstoffs in etwa 12 s zusammen mit Sauerstoff.

RD-0125A

Wie schon kurz angedeutet, seit 2012 entsteht für die Angara-A5 ein Nachfolgertriebwerk des RD-0124A. Der hat nur eine Brenkammer, ist somit auch billiger als mit 4 Brennkammer und hat eine Trockenmasse von 480 kg.

http://www.kbkha.ru/?p=8&cat=11&prod=70

Weitere Triebwerke für Oberstufen mit nur einer Brennkamer die sich in der Entwicklung befinden, mache aber nur ganz kurz.

Methan, 385s, Schub mit 7,5 Tonnen
Acetam, 395s, Schub mit 3 Tonnen

Ab 2020 ist die Umstellung des RD-120 für Acetam vorgesehen.

Für das FKP 2016-2025 sind auch mehrere neue Wasserstofftriebwerke vorgesehen.

RD-0125A

Wie schon kurz angedeutet, seit 2012 entsteht für die Angara-A5 ein Nachfolgertriebwerk des RD-0124A. Der hat nur eine Brenkammer, ist somit auch billiger als mit 4 Brennkammer und hat eine Trockenmasse von 480 kg.

http://www.kbkha.ru/?p=8&cat=11&prod=70

...

Der Spezifische Impuls ist etwas schlechter, als der des RD-0124.
Spekulation: Weil die einzelne Düse zu groß bzw. lang würde, wenn sie das gleiche Flächenverhältnis wie beim RD-0124
hätte? ... wild spekuliert.

Neue Triebwerke




RD-191W für 3 Stufe einer Schwerlastträgerrakete (RKK Energija).

Für 2014 waren auch Tests des RD-195 vorgesehen, hat die alte Bezeichnung als RD-191W mit einen Schub von rund 250 Tonnen. Der RD-181 ist eine Exportvariante des RD-193, hat eine Axial-Vektorregelung (schwingt nur die Brennkammer), ein Vorteil für den Träger als auch deutliche Verbesserung gegenüber dem RD-191. Der Brennkammerdruck des RD-181 liegt bei 262 Bar, max. Temperatur bei 3500 °C.

Neue technologien für Trägerraketen

Für den Wostotschny Kosmodrom bekommt Sojus-2 hochmoderne Steuerungssysteme von NPO Avtomatiki, die müssen bis 30 September 2015 fertig sein. Auch für die Angara sind solche Technologien vorgesehen. Es handelt sich um ein RKC Progress Auftrag. Ja, private machen auch ohne Roskosmos, darunter die Sojus-5. Aus einer Publikation, nur einige Punkte.

Energetisch optimale Flugbahnen mit der Anwendung der Grundsätze der terminal Steuerung.

Korrektur der Flugbahn von Nutzlasten mit Hilfe der Satellitennavigation.

Volle Nutzung der Energiequelle der Trägerrakete durch den synchronen Verbrauch des Treibstoffes.

Prognose des Brennschluses mit volständigen Verbrennug des Treibstoffes.

Die Verwendung von effizienteren Algorithmen für verbesserte Erhöhung der Störunempfindlichkeit und Fehlertoleranz des Systems.

Sicherung einer hoher Transportgenauigkeit von Raumfahrzeugen durch inertial Navigation und Korrektur der Flugbahn nach GLONASS und Navstar.

Ein erhöhtes Maß an ökologischer Sicherheit durch vollen Verbrauch an Brennstoff und eine hochpräzise Führung der getrennten Elemente (Booster) in den angegebenen Bereichen des Niedergangs.

Die Unterbringung einer ganzen Reihe von Geräten in den Unterstufen, hat zu Folge eine Minimalisierung von Geräten in Oberstufen, erhöht die Effektivität des Trägers.

http://www.vninform.ru/326335/article/npo-avtomatiki-im-semihatova-razrabotaet-dlya-rkc-progress-apparaturu-upravleniya-soyuzom2.html


[url=http://www.myshared.ru/slide/307482/]http://www.myshared.ru/slide/307482/

Die Unterbringung einer ganzen Reihe von Geräten in den Unterstufen, hat zu Folge eine Minimalisierung von Geräten in Oberstufen, erhöht die Effektivität des Trägers.

Wie rechnet sich das ?
Das Gesamtgewicht bleibt ja gleich.
Die Oberstufe ist dann zwar leichter, aber durch den frühzeitigen Verlust von Geräten, die ja doch gebraucht wurden, muß man das doch mit erhöhter Komplexität und Performance in den Oberstufen ausgleichen. Was ja nicht zur Vereinfachung und Störsicherheit des Systems beiträgt .

Ich glaube schon das sich das rechnen kann. Muste bisher alles in einem "Zentral Avionik" in der Oberstufe geregelt werden, scheint mir das neue System dezentral organisiert zu sein. Damit können Bauteile die nur von einer Stufe begraucht werden - mit eben dieser Stufe zusammen abgetrennt werden.

Abgesehen davon reduziert sich das Gesamtgewicht wahrscheinlich drastisch - wie eigendlich immer wenn man Avionik modernisiert.

Abgesehen davon reduziert sich das Gesamtgewicht wahrscheinlich drastisch - wie eigendlich immer wenn man Avionik modernisiert.

Auch durch die Einführung der Laserzündung in allen Stufen senken wir erheblich die Startmasse der Sojus-2, später auch der Angara. Genaue Zahlen in kg habe ich schon gepostet.

Mit der Laserzündung kann man schon fest rechnen ? Wann ?

Mit der Laserzündung kann man schon fest rechnen ? Wann ?

Ab 2015 vom Wostotschny mit einer Sojus-2 

Oh schöööön 

Laserzündung

Bei der Entwicklung der Laserzündung arbeiten Fachleute vom Keldysch Zentrum, NPO Energomasch und Spektrlaser der die 1,5 kg schwere Module fertigt.


Gegenwärtigt werden die Triebwerke der ersten Stufe mit einen pyrotechnischen System und in der zweiten Stufe mit recht komplexen Systemen mit viel Ventilen, Rohrleitungen und elektrische Ausrüstung gezündet. Für die Zündung wird nur 6-8 g/s an Treibstoff verbraucht, der Zündvorgang dauert nur 0,2/0,5s. Die Lasermodule sind für alle Treibstoffe vorgesehen. Es geht um die Senkung von einigen hundert kg an Startmasse bei Trägerraketen. Besonders bemerkbar in den Oberstufen.

Die Sojus-2 erhalten 32 oder 64 Lasermodule.

http://i.rbc.ru/anons/item/spektralazer_ispytal_lazernye_moduli_dlya

Laserzündung

Bei der Entwicklung der Laserzündung arbeiten Fachleute vom Keldysch Zentrum, NPO Energomasch und Spektrlaser der die 1,5 kg schwere Module fertigt.


Gegenwärtigt werden die Triebwerke der ersten Stufe mit einen pyrotechnischen System und in der zweiten Stufe mit recht komplexen Systemen mit viel Ventilen, Rohrleitungen und elektrische Ausrüstung gezündet. Für die Zündung wird nur 6-8 g/s an Treibstoff verbraucht, der Zündvorgang dauert nur 0,2/0,5s. Die Lasermodule sind für alle Treibstoffe vorgesehen. Es geht um die Senkung von einigen hundert kg an Startmasse bei Trägerraketen. Besonders bemerkbar in den Oberstufen.

Die Sojus-2 erhalten 32 oder 64 Lasermodule.

http://i.rbc.ru/anons/item/spektralazer_ispytal_lazernye_moduli_dlya

Danke für die Info. Für mich als SpaceX Fan sehr interessant. Ich denke, ein solches System wird man auch dort entwickeln. Für ihren zukünftigen Träger, aber auch für ihre Falcon 9. Die Wiederzündungen der Erststufe werden so deutlich einfacher und ohne die giftigen Zündstoffe.

Beim RD-107/108 wurden früher alle. Kammern mit Pyroladungen gezündet, die am Boden blieben, also quasi Null Masse für den Start hatten. Diese Technologie stammt aus Peenemünde Das hat man vor einigen Jahren ersetzt durch chemische Zündung (hypergoler Vorlauf) mit separatem Tank, Leitungen, Ventilen und zugehöriger Steuerelektronik (RD-107A/108A). Das fliegt alles mit.
Beim RD-170/180/191 wird auch chemisch gezündet. Daß Laserzündung im Prinzip funktioniert ist bekannt, aber ob der Laser und die Optik fur einen Raketenstart robust genug sind, das muss wohl erst gezeigt werden.
Bereits 2015 würde mich sehr überraschen, möglicherweise gibt es Vorarbeiten die ich nicht kenne.

Bereits 2015 würde mich sehr überraschen,

Mich auch. An der Leistung pro Laser wirds vlt nicht mangeln. Aber man muß ja zwecks sicherer Zündung ein "Netz" von Strahlen erzeugen.  Abgesehen von den druckfesten "Einschraubstellen". Und dazu die (redundante) Elektronik und Verkabelung für ein paar Dutzend Laser. Und bei Oberstufen evtl. Gegenpunkte in der Kammer, damits bei Mehrfachzündungen keinen Einfraß gibt, wo die Hitze weiterarbeitet. Also hört mir auf mit ein paar wenigen Kilo.

Bereits 2015 würde mich sehr überraschen, möglicherweise gibt es Vorarbeiten die ich nicht kenne.
 

An Laserzündung wird schon seit Jahren gearbeitet, dazu gibt es auch fachliche Publikationen mit Tabellen und  Diagramen für die unterschiedlichen Treibstoffe. Auch viele Brennversuche wurden schon mit den Sojus Triebwerken gemacht, es gab auch keine Beanstandungen.

Siehe auch meinen Bericht über die umfangreichen technischen und technologischen Veränderungen von NPO Avtomatiki bei den Sojus Trägerraketen ab 2015 vom Wostotschny.

Fotoreportage:

Wie die besten Raketentriebwerke in der Welt produziert werden, mit einen Video zu RD-170.


http://m.geektimes.ru/post/243763/

Fotoreportage:


Wo die besten Raketentriebwerke der Welt kommen.


http://m.geektimes.ru/post/242643/

Scheeen und dazu die Musik von Jean Michel Jarre !

Wo muss ich die Musik anklicken?
Ich habe nichts gehört.

Gruß,
Jens

Die Backgroundmusik ist es

Mehr Nutzlast

Bezogen zu meinen Beitrag über Sojus-2, hier noch eine Ergänzug zu Sojus-2.1a. Durch die Einführung digitaler Steuersysteme, digitale Funktelemetrie Meßsysteme und forcierte Triebwerke der ersten und zweiter Stufe, wurde die Nutzlast um 300 kg gegenüber der Sojus-U-PVB erhöht.

Auch an Sojus-TMA gehen die Modernisierungen weiter, darunter die Verwendung von modernen Systemen der Kospas- Sarsat und GPS- GLONASS Technologie für die genaue Bestimmung der Landekoordinaten der Raumschiffe

http://www.i-mash.ru/news/nov_otrasl/61420-roskosmos-podvjol-itogi-raboty-v-2014-godu.html